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JP6267085B2 - Gas turbine combustor - Google Patents

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JP6267085B2 JP2014180901A JP2014180901A JP6267085B2 JP 6267085 B2 JP6267085 B2 JP 6267085B2 JP 2014180901 A JP2014180901 A JP 2014180901A JP 2014180901 A JP2014180901 A JP 2014180901A JP 6267085 B2 JP6267085 B2 JP 6267085B2
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修 横田
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哲馬 辰巳
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Description

本発明は、ガスタービン燃焼器に関する。   The present invention relates to a gas turbine combustor.

ガスタービンなどの燃焼器ライナ、タービン翼、熱交換器、フィン、ボイラ、及び加熱炉などの機器は、冷却、加熱、及び熱交換における流体と固体の間の伝熱促進に対して要求される仕様に基づいて、様々な構造が考えられている。例えば、発電用ガスタービンなどの燃焼器においては、ガスタービン効率を損なうことの無い程度の少ない圧力損失で必要な冷却性能を維持し、構造強度の信頼性を維持することが求められている。   Equipment such as combustor liners such as gas turbines, turbine blades, heat exchangers, fins, boilers, and furnaces are required for enhanced heat transfer between fluids and solids in cooling, heating, and heat exchange Various structures are considered based on the specifications. For example, in a combustor such as a gas turbine for power generation, it is required to maintain necessary cooling performance with a small pressure loss without impairing gas turbine efficiency and to maintain the reliability of structural strength.

さらに、環境問題への配慮の観点からは、燃焼器内に生じる窒素酸化物（ＮＯｘ）の排出量を低減することが求められている。ＮＯｘの発生要因としては、燃焼時に空気中の酸素と窒素が非常に高温に保たれることが挙げられる。これを防いでＮＯｘを低減するため、燃料と空気を燃焼前に混合して燃焼する予混合燃焼を利用し、かつ燃料と空気の混合比（燃空比）が理論混合比よりも小さい状態で燃焼させることが図られている。   Furthermore, from the viewpoint of consideration of environmental problems, it is required to reduce the emission amount of nitrogen oxide (NOx) generated in the combustor. As a generation factor of NOx, oxygen and nitrogen in the air are kept at a very high temperature during combustion. In order to prevent this and reduce NOx, premix combustion is used in which fuel and air are mixed and burned before combustion, and the fuel / air mixture ratio (fuel / air ratio) is smaller than the theoretical mixture ratio. It is intended to burn.

この点を鑑みたガスタービン燃焼器の例の一つが、特許文献１に記載されている。特許文献１には、燃焼器ライナの外側表面に板状の縦渦発生手段とリブ状の乱流促進手段を設けることにより、少ない圧力損失で冷却性能を向上させるガスタービン燃焼器が記載されている。特許文献１に記載のガスタービン燃焼器は、略矩形の板材を筒状に丸めて形成した円筒材を軸方向に複数連結して形成したライナを備え、ライナの各円筒材は、隣り合う円筒材と重なって互いに連結し、重なり部分は溶接で結合されている。また、各円筒材の一端部（圧縮機からの圧縮空気の流れ方向の下流側）には、プレス加工等で形成した凸部（縦渦発生器）が周方向に沿って複数配置されている。この縦渦発生器は、伝熱媒体（圧縮空気）の流れる方向に回転の中心軸を持つ縦渦を発生させ、縦渦によって伝熱媒体の流通路を攪拌する。さらに、燃焼器ライナの外周面には、縦渦発生器によって攪拌される伝熱媒体に生じる境界層を破壊するためのリブ（乱流促進体）が、機械加工、溶接または遠心鋳造法によって設けられている。   One example of a gas turbine combustor in view of this point is described in Patent Document 1. Patent Document 1 describes a gas turbine combustor that improves cooling performance with a small pressure loss by providing plate-like longitudinal vortex generating means and rib-like turbulence promoting means on the outer surface of a combustor liner. Yes. The gas turbine combustor described in Patent Literature 1 includes a liner formed by connecting a plurality of cylindrical materials formed by rolling a substantially rectangular plate material into a cylindrical shape in the axial direction, and each cylindrical material of the liner is an adjacent cylinder. They overlap each other and are connected to each other, and the overlapping portions are joined by welding. In addition, a plurality of convex portions (vertical vortex generators) formed by pressing or the like are arranged along the circumferential direction at one end of each cylindrical material (downstream in the flow direction of compressed air from the compressor). . The vertical vortex generator generates a vertical vortex having a central axis of rotation in the direction in which the heat transfer medium (compressed air) flows, and agitates the flow path of the heat transfer medium by the vertical vortex. In addition, ribs (turbulence promoters) are provided on the outer peripheral surface of the combustor liner to break the boundary layer generated in the heat transfer medium stirred by the longitudinal vortex generator by machining, welding, or centrifugal casting. It has been.

特許文献２には、他の伝熱構造の例として、ライナ外側に冷却空気（伝熱媒体）の流通路を形成するためにフロースリーブ（外筒）が設けられ、フロースリーブの内径が伝熱媒体の流れ方向に徐々に縮小するガスタービン燃焼器が記載されている。特許文献２に記載のガスタービン燃焼器では、ライナとフロースリーブ間の伝熱媒体流通路を縮小することで伝熱媒体の流速を増大し、かつライナ面の表面粗さを大きくすることで熱伝達率を向上させる。   In Patent Document 2, as an example of another heat transfer structure, a flow sleeve (outer cylinder) is provided to form a flow path for cooling air (heat transfer medium) outside the liner, and the inner diameter of the flow sleeve is the heat transfer. A gas turbine combustor is described that gradually shrinks in the direction of media flow. In the gas turbine combustor described in Patent Document 2, the flow rate of the heat transfer medium is increased by reducing the heat transfer medium flow path between the liner and the flow sleeve, and the surface roughness of the liner surface is increased. Improve transmission rate.

特許文献３には、他の伝熱構造の例として、ライナの外周側およびフロースリーブの内周側にガイドフィンを設けることにより、圧縮空気（伝熱媒体）の流速を早めて伝熱効果向上を図るガスタービン燃焼器が記載されている。特許文献３に記載のガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナとフロースリーブで形成される環状流路の断面積をガイドフィンの設置によって減少させることにより、流れる伝熱媒体の流速を速めて伝熱効果を向上させる。   In Patent Document 3, as an example of another heat transfer structure, by providing guide fins on the outer peripheral side of the liner and the inner peripheral side of the flow sleeve, the flow rate of the compressed air (heat transfer medium) is increased to improve the heat transfer effect. A gas turbine combustor is described. In the gas turbine combustor described in Patent Literature 3, the flow rate of the flowing heat transfer medium is increased by reducing the cross-sectional area of the annular flow path formed by the combustor liner and the flow sleeve by installing guide fins. Improve the effect.

特開２００１−２８０１５４号公報JP 2001-280154 A 特開平６−２２１５６２号公報JP-A-6-221562 特開２０００−３２０８３７号公報JP 2000-320837 A

特許文献１に記載のガスタービン燃焼器は、従前のものと比較して冷却性能および低ＮＯｘ性の点で優れるが、構造強度、製造工程の簡素性及び長寿命性という点で課題を有する。例えば、燃焼器ライナは、複数の円筒材が軸方向に互いに結合して形成されているが、各円筒材は重なり部分で溶接接合されている。このため、この溶接部分はクラックの発生原因となる可能性があり、溶接を用いない場合（すなわち、単一の円筒部材でライナを形成した場合）と比較して長期間の利用が阻害されるおそれがある。また、溶接箇所が多いと製造工数が増加するため、製造コストが増加する。この点は、乱流促進体であるリブの取り付けに溶接を利用する場合には、一層顕著になる。さらに、溶接を利用すると各円筒部材が熱変形し、燃焼器ライナと組み合わされる他の円形の部材（例えば、燃料ノズルや予混合ノズルが取り付けられた円板や、トランジションピース（尾筒））への組み込み性が低下し、ライナを再度円形に整形する工程が生じて、燃焼器の製造工程が複雑化するおそれもある。また、ライナを形成する各円筒材の重なり部分は、二重構造となって他の部分よりも厚くなるため、他の部分と比較して伝熱性（冷却性）が低下することがある。   The gas turbine combustor described in Patent Document 1 is superior in terms of cooling performance and low NOx properties as compared with the conventional one, but has problems in terms of structural strength, simplicity of the manufacturing process, and long life. For example, the combustor liner is formed by joining a plurality of cylindrical materials in the axial direction, and the cylindrical materials are welded and joined at overlapping portions. For this reason, there is a possibility that this welded part may cause cracks, and long-term use is hindered compared to the case where welding is not used (that is, when the liner is formed with a single cylindrical member). There is a fear. Moreover, since there are many welding locations, the number of manufacturing steps increases, and thus the manufacturing cost increases. This point becomes more prominent when welding is used to attach a rib that is a turbulent flow promoting body. Furthermore, when welding is used, each cylindrical member is thermally deformed, and to another circular member (for example, a disk with a fuel nozzle or a premixing nozzle or a transition piece (tail tube)) combined with the combustor liner. As a result, the process of shaping the liner again into a circular shape may occur, which may complicate the combustor manufacturing process. Moreover, since the overlapping part of each cylindrical material which forms a liner becomes a double structure and becomes thicker than another part, heat conductivity (coolability) may fall compared with another part.

特許文献２に記載のガスタービン燃焼器は、特許文献１に記載のガスタービン燃焼器と比較してライナの構造が簡素であるため、製造工程の簡素性及び長寿命性に優れるが、伝熱媒体の流速及びライナ面の表面粗さの増大のみによって伝熱を促進させるため、大きな伝熱促進効果（冷却効果）を得るためには圧力損失が大きくなるという課題がある。また、冷却空気の流路がバーナ側に向かって徐々に狭くなるため、バーナの近傍が最も冷却効果が高くなり、バーナから離れた位置に燃焼器ライナの高温部が位置する場合には、高温部を十分に冷却できないという課題もある。   Since the gas turbine combustor described in Patent Document 2 has a simpler liner structure than the gas turbine combustor described in Patent Document 1, the manufacturing process is simple and has a long life. Since heat transfer is promoted only by increasing the flow velocity of the medium and the surface roughness of the liner surface, there is a problem that the pressure loss increases in order to obtain a large heat transfer promotion effect (cooling effect). Also, since the cooling air flow path gradually narrows toward the burner side, the cooling effect is highest in the vicinity of the burner, and when the high temperature part of the combustor liner is located at a position away from the burner, There is also a problem that the part cannot be sufficiently cooled.

特許文献３に記載のガスタービン燃焼器は、フロースリーブの内周側にガイドフィンを設置しているため、簡素性及び長寿命性に優れるが、伝熱媒体の流速の増大のみによって伝熱（冷却）を促進させるため、特許文献２に記載のガスタービン燃焼器と同様に、大きな伝熱促進効果を得るためには圧力損失が大きくなるという課題がある。   The gas turbine combustor described in Patent Document 3 is provided with guide fins on the inner peripheral side of the flow sleeve, and thus has excellent simplicity and long life. However, heat transfer (only by increasing the flow rate of the heat transfer medium) In order to promote (cooling), similarly to the gas turbine combustor described in Patent Document 2, there is a problem that the pressure loss increases in order to obtain a large heat transfer promoting effect.

本発明の目的は、圧力損失の増大を抑制しつつ燃焼器ライナの冷却を促進することができ、構造強度、製造工程の簡素性及び長寿命性に優れたガスタービン燃焼器を提供することである。   An object of the present invention is to provide a gas turbine combustor that can promote cooling of a combustor liner while suppressing an increase in pressure loss, and is excellent in structural strength, manufacturing process simplicity, and long life. is there.

本発明によるガスタービン燃焼器は、次のような特徴を有する。内筒である燃焼器ライナと、前記燃焼器ライナを内部に備える外筒であるフロースリーブと、前記燃焼器ライナと前記フロースリーブとの間に形成され、圧縮空気が流れる環状流路とを備える。前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出する狭窄部を備える。前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に環状に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する環状突起部を備える。前記狭窄部は、内径変化部と、内径縮小部とを備え、前記内径変化部は、前記圧縮空気の流れ方向に進むにしたがって次第に前記燃焼器ライナに近づくように前記フロースリーブに斜めに接続する面であり、前記内径縮小部は、前記内径変化部よりも前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記内径変化部に接続し、前記圧縮空気の流れ方向に沿って延在する面である。前記環状突起部は、前記燃焼器ライナの外壁の、前記フロースリーブと前記内径変化部との接続位置に対向する位置、又はこの位置よりも前記圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられる。   The gas turbine combustor according to the present invention has the following characteristics. A combustor liner that is an inner cylinder, a flow sleeve that is an outer cylinder that includes the combustor liner, and an annular flow path that is formed between the combustor liner and the flow sleeve and through which compressed air flows. . The flow sleeve includes a narrowed portion that is provided on an inner wall of the flow sleeve and protrudes toward the combustor liner. The combustor liner includes an annular projection that is annularly provided on the outer wall of the combustor liner and projects toward the flow sleeve. The narrowed portion includes an inner diameter changing portion and an inner diameter reducing portion, and the inner diameter changing portion is obliquely connected to the flow sleeve so as to gradually approach the combustor liner as it proceeds in the flow direction of the compressed air. The inner diameter reducing portion is a surface provided downstream of the inner diameter changing portion in the flow direction of the compressed air, connected to the inner diameter changing portion, and extending along the flow direction of the compressed air. It is. The annular protrusion is provided on the outer wall of the combustor liner at a position facing the connection position between the flow sleeve and the inner diameter changing section, or at a position upstream of the position in the compressed air flow direction. .

本発明によるガスタービン燃焼器は、圧力損失の増大を抑制しつつ燃焼器ライナの冷却を促進することができ、構造強度、製造工程の簡素性及び長寿命性に優れる。   The gas turbine combustor according to the present invention can promote cooling of the combustor liner while suppressing an increase in pressure loss, and is excellent in structural strength, simplicity of manufacturing process, and long life.

本発明の実施例によるガスタービン燃焼器の断面図であり、ガスタービンプラントの概略構成を示す図である。It is sectional drawing of the gas turbine combustor by the Example of this invention, and is a figure which shows schematic structure of a gas turbine plant. 本発明の実施例１によるガスタービン燃焼器の断面図である。It is sectional drawing of the gas turbine combustor by Example 1 of this invention. 燃焼器ライナが環状突起部を備えるガスタービン燃焼器のうち、環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path among gas turbine combustors in which a combustor liner is provided with an annular projection part. 燃焼器ライナが環状突起部を備えフロースリーブが内径変化部と内径縮小部とを備えるガスタービン燃焼器のうち、環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path among gas turbine combustors in which a combustor liner is provided with an annular projection part, and a flow sleeve is provided with an inner diameter change part and an inner diameter reduction part. 本発明の実施例２によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 2 of this invention. 本発明の実施例３によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 3 of this invention. 本発明の実施例４によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 4 of this invention. 本発明の実施例５によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 5 of this invention. 本発明の実施例６によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 6 of this invention. 本発明の実施例７によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 7 of this invention. 本発明の実施例８によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 8 of this invention. 本発明の実施例９によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised by the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 9 of this invention, and is a cross section parallel to the central axis of a gas turbine combustor FIG. 本発明の実施例９によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナとフロースリーブで構成された環状流路の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と直交する断面図である。It is a figure which shows typically a part of annular flow path comprised with the combustor liner and the flow sleeve among the gas turbine combustors by Example 9 of this invention, and is a cross section orthogonal to the central axis of a gas turbine combustor FIG.

本発明の実施例によるガスタービン燃焼器は、以下で説明するように、強制対流により部材（燃焼器ライナ）と流体（伝熱媒体）との間の伝熱を促進して、すなわち、部材の表面に沿って伝熱媒体を流れさせ、部材と伝熱媒体との間で熱授受を行って、部材の冷却を促進する。   A gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention promotes heat transfer between a member (combustor liner) and a fluid (heat transfer medium) by forced convection, i.e., as described below. The heat transfer medium is caused to flow along the surface, and heat transfer is performed between the member and the heat transfer medium to promote cooling of the member.

ガスタービンを利用した火力発電の効率向上における課題として、燃焼ガス温度の高温化があり、これに伴い燃焼器ライナの冷却強化が必要となる。同時に、ガスタービン燃焼器の圧力損失の増大は、ガスタービンの効率を低下させる要因となるため、避ける必要がある。このような中で、衝突噴流冷却（インピンジ冷却）において冷却強化のために噴流速度を増加することは、圧力損失の大きな増大要因となる。また、フィン冷却では、フィン数の増加とともに圧力損失が大きくなる傾向がある。一方、リブによる乱流促進は、圧力損失増加が少ないものの、リブ間隔を狭くしても大幅な冷却性能向上が望めないため、リブを増やすことによる冷却促進には限界がある。   As a problem in improving the efficiency of thermal power generation using a gas turbine, there is an increase in the temperature of the combustion gas, and with this, cooling of the combustor liner needs to be strengthened. At the same time, an increase in gas turbine combustor pressure loss is a factor that reduces the efficiency of the gas turbine and must be avoided. Under such circumstances, increasing the jet velocity to enhance cooling in impinging jet cooling (impingement cooling) is a significant factor in increasing pressure loss. In fin cooling, the pressure loss tends to increase as the number of fins increases. On the other hand, turbulent flow promotion by ribs has a small increase in pressure loss, but a significant improvement in cooling performance cannot be expected even if the rib interval is narrowed. Therefore, there is a limit to cooling promotion by increasing the ribs.

本発明では、これらの事情を考慮し、圧力損失の増大を抑制しつつ燃焼器ライナの冷却を促進することができ、構造強度、製造工程の簡素性及び長寿命性に優れ、製品信頼性が向上したガスタービン燃焼器を提供する。   In the present invention, in consideration of these circumstances, cooling of the combustor liner can be promoted while suppressing an increase in pressure loss, excellent in structural strength, simplicity of the manufacturing process and long life, and product reliability. An improved gas turbine combustor is provided.

本発明によるガスタービン燃焼器は、燃焼器ライナと、燃焼器ライナを内部に備えるフロースリーブと、燃焼器ライナとフロースリーブとの間に形成され、圧縮空気（伝熱媒体）が流れる環状流路とを備える。フロースリーブは、フロースリーブの内径を縮小するように変化させる内径変化部を備える。燃焼器ライナは、フロースリーブに向かって突出し、内径変化部により圧縮空気の流れの向きが変化する位置、又はこの位置よりも圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられる環状の突起部を備える。   A gas turbine combustor according to the present invention includes a combustor liner, a flow sleeve including the combustor liner, an annular flow path formed between the combustor liner and the flow sleeve, and through which compressed air (heat transfer medium) flows. With. The flow sleeve includes an inner diameter changing portion that changes the inner diameter of the flow sleeve so as to reduce. The combustor liner protrudes toward the flow sleeve and has an annular protrusion provided at a position where the flow direction of the compressed air changes due to the inner diameter changing portion, or at a position upstream of the compressed air flow direction from this position. Prepare.

本発明によるガスタービン燃焼器は、フロースリーブに内径変化部を備えるので伝熱媒体の流れの向きを変化させ速度を増加させることができ、燃焼器ライナに環状突起部を備えるので熱伝達効果を促進することができるので、簡素な構造と小さな圧力損失で燃焼器ライナの対流冷却（対流伝熱による冷却）を促進することができるとともに、製品信頼性を向上できる。また、内径変化部と環状突起部の設置形状や設置位置を調節することにより、燃焼器ライナの高温部を集中的に冷却し、燃焼器ライナの温度を一定値以下に抑えることができる。また、燃焼器ライナに取り付ける部品数を減少させ溶接部位の数を低減できることから、燃焼器ライナの信頼性向上と、これに伴う長寿命化とが図れる。また、溶接部位の数の低減により、燃焼器ライナの変形も抑制できる。更に、環状突起部の高さ（突出長さ）を一定値以上にすると、燃焼器ライナの座屈強度を向上することができ、製品信頼性の向上に寄与することができる。   In the gas turbine combustor according to the present invention, the flow sleeve is provided with the inner diameter changing portion, so that the flow direction of the heat transfer medium can be changed and the speed can be increased, and the combustor liner is provided with the annular protrusion so that the heat transfer effect can be obtained. Therefore, convective cooling (cooling by convective heat transfer) of the combustor liner can be promoted with a simple structure and a small pressure loss, and product reliability can be improved. Further, by adjusting the installation shape and the installation position of the inner diameter changing portion and the annular protrusion, the high temperature portion of the combustor liner can be intensively cooled, and the temperature of the combustor liner can be suppressed to a certain value or less. Further, since the number of parts to be attached to the combustor liner can be reduced and the number of welding parts can be reduced, the reliability of the combustor liner can be improved and the lifespan associated therewith can be increased. Further, the deformation of the combustor liner can be suppressed by reducing the number of welded parts. Furthermore, when the height (projection length) of the annular protrusion is set to a certain value or more, the buckling strength of the combustor liner can be improved, and the product reliability can be improved.

以下、本発明の実施例によるガスタービン燃焼器について、図面を用いて説明する。なお、本発明の実施例を説明するための図面において、同一の要素には同一の符号を付け、これらの要素については繰り返しの説明を省略する場合がある。また、以下の説明では、「ガスタービン燃焼器」と「燃焼器ライナ」と「ガスタービン」のことを、それぞれ「燃焼器」と「ライナ」と「タービン」とも称する。   Hereinafter, a gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings. Note that in the drawings for describing the embodiments of the present invention, the same elements are denoted by the same reference numerals, and repeated description of these elements may be omitted. In the following description, “gas turbine combustor”, “combustor liner”, and “gas turbine” are also referred to as “combustor”, “liner”, and “turbine”, respectively.

図１は、本発明の実施例によるガスタービン燃焼器の断面図であり、ガスタービン燃焼器を備えるガスタービンプラント（ガスタービン発電設備）の概略構成も示す。ガスタービンプラントは、圧縮機１と、ガスタービン燃焼器６と、ガスタービン３と、発電機７を備える。   FIG. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine combustor according to an embodiment of the present invention, and also shows a schematic configuration of a gas turbine plant (gas turbine power generation facility) including the gas turbine combustor. The gas turbine plant includes a compressor 1, a gas turbine combustor 6, a gas turbine 3, and a generator 7.

圧縮機１は、空気を圧縮して、高圧の燃焼用空気（圧縮空気２）を生成する。ガスタービン燃焼器６（燃焼器６）は、燃料と圧縮機１から導入された圧縮空気２とを混合して燃焼し、高温の燃焼ガス４を生成する。ガスタービン３（タービン３）は、燃焼器６が生成した燃焼ガス４のエネルギーにより、軸駆動力を得る。発電機７は、タービン３によって駆動され、発電を行う。なお、圧縮機１、タービン３及び発電機７の回転軸は、互いに機械的に連結されている。   The compressor 1 compresses air to generate high-pressure combustion air (compressed air 2). The gas turbine combustor 6 (combustor 6) mixes and burns fuel and compressed air 2 introduced from the compressor 1 to generate high-temperature combustion gas 4. The gas turbine 3 (turbine 3) obtains a shaft driving force by the energy of the combustion gas 4 generated by the combustor 6. The generator 7 is driven by the turbine 3 to generate power. Note that the rotation shafts of the compressor 1, the turbine 3, and the generator 7 are mechanically connected to each other.

燃焼器６は、フロースリーブ（外筒）１０と、燃焼器ライナ（内筒）８と、燃焼室５と、トランジションピース（尾筒）９と、環状流路１１と、プレート１２と、複数のバーナ１３を備える。   The combustor 6 includes a flow sleeve (outer cylinder) 10, a combustor liner (inner cylinder) 8, a combustion chamber 5, a transition piece (tail cylinder) 9, an annular flow path 11, a plate 12, and a plurality of A burner 13 is provided.

フロースリーブ１０は、燃焼器ライナ８とトランジションピース９を内部に備える円筒形状の構造体であり、燃焼器６に供給された圧縮空気２の流速や偏流を調節する。燃焼器ライナ８（ライナ８）は、円筒形状の構造体であり、フロースリーブ１０から間隔を設けてフロースリーブ１０の内側に設置される。燃焼室５は、ライナ８の内部に形成される。トランジションピース９は、筒状の構造体であり、フロースリーブ１０から間隔を設けてフロースリーブ１０の内側に設置され、ライナ８のタービン３側の開口部に連接され、燃焼室５で生成された燃焼ガス４をタービン３に導く。環状流路１１は、トランジションピース９とフロースリーブ１０との間、及びライナ８とフロースリーブ１０との間に形成され、圧縮機１から燃焼室５に供給される圧縮空気２が流れる。圧縮空気２は、ライナ８を冷却する伝熱媒体の役割も果たす。トランジションピース９は、ライナ８の圧縮空気２の流れ方向の上流側で、ライナ８と接続される。   The flow sleeve 10 is a cylindrical structure having a combustor liner 8 and a transition piece 9 therein, and adjusts the flow rate and drift of the compressed air 2 supplied to the combustor 6. The combustor liner 8 (liner 8) is a cylindrical structure, and is installed inside the flow sleeve 10 at a distance from the flow sleeve 10. The combustion chamber 5 is formed inside the liner 8. The transition piece 9 is a cylindrical structure, is installed inside the flow sleeve 10 at a distance from the flow sleeve 10, is connected to the opening on the turbine 3 side of the liner 8, and is generated in the combustion chamber 5. The combustion gas 4 is guided to the turbine 3. The annular flow path 11 is formed between the transition piece 9 and the flow sleeve 10 and between the liner 8 and the flow sleeve 10, and the compressed air 2 supplied from the compressor 1 to the combustion chamber 5 flows therethrough. The compressed air 2 also serves as a heat transfer medium for cooling the liner 8. The transition piece 9 is connected to the liner 8 on the upstream side of the liner 8 in the flow direction of the compressed air 2.

プレート１２は、略円板状であり、一端面が燃焼室５に臨んでおり、ライナ８の燃焼ガス４の流れ方向の上流側端部を全面的に塞ぎ、ライナ８の中心軸に略直交するようにフロースリーブ１０に設けられる。複数のバーナ１３は、プレート１２に配置される。   The plate 12 has a substantially disc shape, one end faced to the combustion chamber 5, completely covers the upstream end of the liner 8 in the flow direction of the combustion gas 4, and is substantially orthogonal to the central axis of the liner 8. The flow sleeve 10 is provided. The plurality of burners 13 are arranged on the plate 12.

以下に述べる実施例では、タービン３の全体構成や燃料ノズルを含む燃焼器６の詳細な作用についての説明は省略する。これらについては、例えば特許文献１を参照されたい。   In the embodiments described below, the detailed configuration of the turbine 3 and the detailed operation of the combustor 6 including the fuel nozzle are omitted. For these, see, for example, Patent Document 1.

図２は、本発明の実施例１によるガスタービン燃焼器６の断面図である。燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０は、ほぼ同軸状の二重円筒構造を形成する。フロースリーブ１０の直径は燃焼器ライナ８の直径より大きく、フロースリーブ１０と燃焼器ライナ８との間に環状流路１１が形成される。伝熱媒体である圧縮空気２は、環状流路１１の中を流れる。   FIG. 2 is a sectional view of the gas turbine combustor 6 according to the first embodiment of the present invention. The combustor liner 8 and the flow sleeve 10 form a substantially coaxial double cylindrical structure. The diameter of the flow sleeve 10 is larger than the diameter of the combustor liner 8, and an annular flow path 11 is formed between the flow sleeve 10 and the combustor liner 8. The compressed air 2 that is a heat transfer medium flows through the annular flow path 11.

フロースリーブ１０は、フロースリーブ１０の内壁に設けられ、燃焼器ライナ８に向かって突出してフロースリーブ１０の内径を縮小するように変化させる狭窄部１０ａを備える。狭窄部１０ａは、環状流路１１を狭める構造体であり、内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとを備える。内径変化部１０ｃは、圧縮空気２の流れ方向に進むにしたがって次第に燃焼器ライナ８に近づくようにフロースリーブ１０に斜めに接続する面である。内径縮小部１０ｂは、内径変化部１０ｃよりも圧縮空気２の流れ方向の下流側に設けられ、内径変化部１０ｃと接続し、圧縮空気２の流れ方向に沿って延在する面である。以下では、フロースリーブ１０と内径変化部１０ｃとが接続する位置を接続位置Ａと呼び、内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとが接続する位置を接続位置Ｂと呼ぶ。   The flow sleeve 10 is provided on the inner wall of the flow sleeve 10, and includes a narrowed portion 10 a that protrudes toward the combustor liner 8 and changes so as to reduce the inner diameter of the flow sleeve 10. The narrowed portion 10a is a structure that narrows the annular flow path 11, and includes an inner diameter changing portion 10c and an inner diameter reducing portion 10b. The inner diameter changing portion 10 c is a surface that is obliquely connected to the flow sleeve 10 so as to gradually approach the combustor liner 8 as it proceeds in the flow direction of the compressed air 2. The inner diameter reducing portion 10b is a surface that is provided downstream of the inner diameter changing portion 10c in the flow direction of the compressed air 2, is connected to the inner diameter changing portion 10c, and extends along the flow direction of the compressed air 2. Hereinafter, a position where the flow sleeve 10 and the inner diameter changing portion 10c are connected is referred to as a connection position A, and a position where the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b are connected is referred to as a connection position B.

環状流路１１は、圧縮空気２の流れ方向に沿って接続位置Ａから接続位置Ｂに向かうにしたがって、次第に狭くなる。したがって、圧縮空気２は、狭窄部１０ａによって狭められた環状流路１１の中（内径変化部１０ｃと燃焼器ライナ８との間、及び内径縮小部１０ｂと燃焼器ライナ８との間）を流れる。   The annular flow path 11 gradually narrows from the connection position A toward the connection position B along the flow direction of the compressed air 2. Accordingly, the compressed air 2 flows in the annular flow path 11 narrowed by the narrowed portion 10a (between the inner diameter changing portion 10c and the combustor liner 8 and between the inner diameter reducing portion 10b and the combustor liner 8). .

なお、図２に示すように、狭窄部１０ａは、下流側内径変化部１０ｄを備えることもできる。下流側内径変化部１０ｄは、圧縮空気２の流れ方向の下流側で内径縮小部１０ｂと接続し、圧縮空気２の流れ方向に進むにしたがって次第に燃焼器ライナ８から遠ざかるようにフロースリーブ１０に斜めに接続し、フロースリーブ１０の内径を内径縮小部１０ｂから徐々に拡大するように変化させる面である。下流側内径変化部１０ｄを設けると、圧力損失の増大をさらに抑制する効果が得られる。   In addition, as shown in FIG. 2, the constriction part 10a can also be provided with the downstream inner diameter change part 10d. The downstream inner diameter changing portion 10d is connected to the inner diameter reducing portion 10b on the downstream side in the flow direction of the compressed air 2, and is inclined to the flow sleeve 10 so as to gradually move away from the combustor liner 8 as it proceeds in the flow direction of the compressed air 2. And is a surface that changes the inner diameter of the flow sleeve 10 so as to gradually expand from the inner diameter reduced portion 10b. Providing the downstream inner diameter changing portion 10d provides the effect of further suppressing an increase in pressure loss.

燃焼器ライナ８は、フロースリーブ１０に向かって突出する環状の部材である環状突起部２０を、燃焼器ライナ８の外壁に備える。環状突起部２０は、フロースリーブ１０と内径変化部１０ｃとの接続位置Ａに対向する位置、すなわち内径変化部１０ｃにより環状流路１１が狭くなり圧縮空気２の流れの向きが変化する位置、又はこの位置よりも圧縮空気２の流れ方向の上流側の位置に設ける。環状突起部２０は、燃焼器ライナ８の外壁に環状に設けられ、燃焼器ライナ８の形状を保つための補強材としての機能を有する他に、後述するように、ガスタービン燃焼器６の圧力損失の増大を抑制する機能と、燃焼器ライナ８の冷却を促進する機能とを有する。   The combustor liner 8 includes an annular protrusion 20 that is an annular member protruding toward the flow sleeve 10 on the outer wall of the combustor liner 8. The annular protrusion 20 is a position facing the connection position A between the flow sleeve 10 and the inner diameter changing portion 10c, that is, a position where the annular flow path 11 is narrowed by the inner diameter changing portion 10c and the flow direction of the compressed air 2 is changed, or It is provided at a position upstream of this position in the flow direction of the compressed air 2. The annular protrusion 20 is provided in an annular shape on the outer wall of the combustor liner 8 and has a function as a reinforcing material for maintaining the shape of the combustor liner 8, and, as will be described later, the pressure of the gas turbine combustor 6. It has a function of suppressing an increase in loss and a function of promoting cooling of the combustor liner 8.

環状突起部２０は、以下に述べるライナ８の高温部の付近、又はこの高温部よりも圧縮空気２の流れ方向の上流側に設ける。この高温部の位置やライナ８の壁面の温度が最大となる部分の位置は、燃焼器６の構造で決まり、燃焼試験やシミュレーションにより予め求めることができる。   The annular protrusion 20 is provided in the vicinity of the high temperature portion of the liner 8 described below, or on the upstream side in the flow direction of the compressed air 2 from the high temperature portion. The position of the high temperature part and the position of the part where the temperature of the wall surface of the liner 8 is maximum are determined by the structure of the combustor 6 and can be obtained in advance by a combustion test or simulation.

フロースリーブ１０と内径変化部１０ｃとの接続位置Ａは、環状突起部２０の位置に基づいて定めることができる。上述したように、環状突起部２０は接続位置Ａに対向する位置又はこの位置よりも圧縮空気２の流れ方向の上流側に設けるので、接続位置Ａは、環状突起部２０に対向するフロースリーブ１０の位置又はこの位置よりも圧縮空気２の流れ方向の下流側に設ける。接続位置Ａと環状突起部２０をこのような位置関係で配置すると、圧力損失の増大を抑制する効果が得られる。   The connection position A between the flow sleeve 10 and the inner diameter changing portion 10 c can be determined based on the position of the annular protrusion 20. As described above, the annular protrusion 20 is provided at a position facing the connection position A or upstream of the position in the flow direction of the compressed air 2, so the connection position A is at the flow sleeve 10 facing the annular protrusion 20. Or at the downstream side in the flow direction of the compressed air 2 from this position. When the connection position A and the annular protrusion 20 are arranged in such a positional relationship, an effect of suppressing an increase in pressure loss can be obtained.

一般に、圧縮機１から供給された圧縮空気２がフロースリーブ１０とライナ８との間に形成された環状流路１１を流れる構造のガスタービン燃焼器では、圧縮空気２は、まず環状流路１１を流れることで、対流伝熱によりライナ８を冷却する。その後、圧縮空気２は、バーナ１３において燃料と混合され、高温の燃焼ガス４となって燃焼室５を流れる。この際、燃焼ガス４は、対流伝熱によりライナ８を加熱する。燃焼ガス４は、燃料と圧縮空気２の反応速度や燃焼室５内での流速分布等の影響により、燃焼室５内で温度分布を持つ。このため、ライナ８の加熱量に分布が生じて、ライナ８に温度分布が生じる。この結果、ライナ８には、壁面の温度がライナ８の他の壁面の温度より高い高温部が発生する。一方、ライナ８は、用いられる金属材料の耐熱性能に応じて運用時の最高温度に制限があるため、高温部を効率的に冷却する必要がある。   In general, in a gas turbine combustor having a structure in which the compressed air 2 supplied from the compressor 1 flows through an annular passage 11 formed between the flow sleeve 10 and the liner 8, the compressed air 2 is firstly fed into the annular passage 11. The liner 8 is cooled by convection heat transfer. Thereafter, the compressed air 2 is mixed with fuel in the burner 13 and flows through the combustion chamber 5 as high-temperature combustion gas 4. At this time, the combustion gas 4 heats the liner 8 by convective heat transfer. The combustion gas 4 has a temperature distribution in the combustion chamber 5 due to the influence of the reaction rate between the fuel and the compressed air 2 and the flow velocity distribution in the combustion chamber 5. For this reason, a distribution occurs in the heating amount of the liner 8, and a temperature distribution occurs in the liner 8. As a result, a high temperature portion is generated in the liner 8 where the temperature of the wall surface is higher than the temperatures of the other wall surfaces of the liner 8. On the other hand, since the liner 8 has a limitation on the maximum temperature during operation according to the heat resistance performance of the metal material used, it is necessary to efficiently cool the high temperature part.

また、一般に、圧縮空気２が環状流路１１を流れる構造のガスタービン燃焼器では、圧縮空気２が環状流路１１からバーナ１３、燃焼室５、及びトランジションピース９へと流れる際、圧縮空気２と流路の壁面との摩擦抵抗のほか、流路の拡大、縮小、及び曲折等で発生する流れの剥離渦により、圧力損失を生じる。したがって、ガスタービン３の効率向上のために圧力損失を低減するには、剥離渦の発生を極力減らす必要がある。   In general, in a gas turbine combustor having a structure in which the compressed air 2 flows through the annular flow path 11, the compressed air 2 flows when the compressed air 2 flows from the annular flow path 11 to the burner 13, the combustion chamber 5, and the transition piece 9. In addition to the frictional resistance between the flow path and the wall surface of the flow path, pressure loss occurs due to the separation vortex of the flow generated by expansion, contraction, bending, or the like of the flow path. Therefore, in order to reduce the pressure loss in order to improve the efficiency of the gas turbine 3, it is necessary to reduce the generation of separation vortices as much as possible.

本実施例によるガスタービン燃焼器６では、上述した狭窄部１０ａ（内径縮小部１０ｂと内径変化部１０ｃ）と環状突起部２０により、ライナ８の高温部を効率的に冷却することができるとともに剥離渦の発生を減らすことができるので、ライナ８の冷却を促進することができ、圧力損失の増大を抑制することができる。   In the gas turbine combustor 6 according to the present embodiment, the high-temperature portion of the liner 8 can be efficiently cooled and peeled off by the narrowed portion 10a (the inner diameter reduced portion 10b and the inner diameter changing portion 10c) and the annular protrusion 20 described above. Since generation | occurrence | production of a vortex can be reduced, cooling of the liner 8 can be accelerated | stimulated and the increase in pressure loss can be suppressed.

図３Ａ、図３Ｂは、本実施例によるガスタービン燃焼器６における、燃焼器ライナ８の冷却を促進する原理を説明する図であり、ガスタービン燃焼器６の中心軸と平行な断面図である。図３Ａ、図３Ｂは、ガスタービン燃焼器６のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示している。圧縮空気２は、環状流路１１の中を、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０の壁面に沿って流れる。図３Ａ、図３Ｂを用いて、本実施例によるガスタービン燃焼器６の、ライナ８の冷却を促進する原理を説明する。   3A and 3B are views for explaining the principle of promoting the cooling of the combustor liner 8 in the gas turbine combustor 6 according to this embodiment, and are sectional views parallel to the central axis of the gas turbine combustor 6. . FIGS. 3A and 3B schematically show a part of the annular flow path 11 constituted by the combustor liner 8 and the flow sleeve 10 in the gas turbine combustor 6. The compressed air 2 flows in the annular flow path 11 along the wall surfaces of the combustor liner 8 and the flow sleeve 10. The principle of promoting the cooling of the liner 8 of the gas turbine combustor 6 according to this embodiment will be described with reference to FIGS. 3A and 3B.

図３Ａは、燃焼器ライナ８が環状突起部２０を備えるガスタービン燃焼器のうち、環状流路１１の一部を模式的に示す図である。図３Ａに示すガスタービン燃焼器は、フロースリーブ１０が内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとを備えない。   FIG. 3A is a diagram schematically illustrating a part of the annular flow path 11 in the gas turbine combustor in which the combustor liner 8 includes the annular protrusion 20. In the gas turbine combustor shown in FIG. 3A, the flow sleeve 10 does not include the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b.

図３Ａに示すように、圧縮空気２が環状流路１１を流れると、環状突起部２０の上流側には上流側剥離渦２１が生じ、下流側には下流側剥離渦２２ａが生じる。上流側剥離渦２１は、圧縮空気２の流れに押し込まれるため小さいが、下流側剥離渦２２ａは、圧縮空気２の流れにより引き伸ばされて大きくなる。下流側剥離渦２２ａの圧縮空気２の流れ方向の長さは、代表的には、環状突起部２０の高さの約６〜８倍である。   As shown in FIG. 3A, when the compressed air 2 flows through the annular flow path 11, an upstream separation vortex 21 is generated on the upstream side of the annular protrusion 20, and a downstream separation vortex 22 a is generated on the downstream side. The upstream separation vortex 21 is small because it is pushed into the flow of the compressed air 2, but the downstream separation vortex 22 a is stretched and enlarged by the flow of the compressed air 2. The length of the downstream peeling vortex 22a in the flow direction of the compressed air 2 is typically about 6 to 8 times the height of the annular protrusion 20.

これに対し、対流伝熱による燃焼器ライナ８の冷却の観点では、剥離渦領域は、滞留領域であるため流速がほぼ０であり、圧縮空気２による冷却効果がほとんどない。しかし、剥離渦の終点Ｃ（再付着点Ｃ）では、圧縮空気２の流速ベクトル２ｂに示すように、燃焼器ライナ８の壁面近傍での境界層の厚さがほぼ０になるため、冷却効果が非常に大きくなる。したがって、全体としては、環状突起部２０があることで、環状突起部２０がない平滑流路に比べて熱伝達率は向上するが、剥離渦の大きさに応じて圧力損失は増大する。   On the other hand, from the viewpoint of cooling the combustor liner 8 by convection heat transfer, the separation vortex region is a staying region, so that the flow velocity is almost zero, and the cooling effect by the compressed air 2 is almost absent. However, at the end point C (reattachment point C) of the separation vortex, the thickness of the boundary layer in the vicinity of the wall surface of the combustor liner 8 becomes almost zero as shown by the flow velocity vector 2b of the compressed air 2, so that the cooling effect Becomes very large. Therefore, as a whole, the presence of the annular protrusion 20 improves the heat transfer coefficient as compared with a smooth channel without the annular protrusion 20, but the pressure loss increases according to the size of the separation vortex.

図３Ｂは、燃焼器ライナ８が環状突起部２０を備えフロースリーブ１０が内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとを備えるガスタービン燃焼器６のうち、環状流路１１の一部を模式的に示す図である。圧縮空気２が環状流路１１を流れると、図３Ｂに示すように、図３Ａを用いて説明したように、環状突起部２０の上流側には上流側剥離渦２１が生じ、下流側には下流側剥離渦２２ｂが生じる。   FIG. 3B schematically shows a part of the annular flow path 11 in the gas turbine combustor 6 in which the combustor liner 8 includes the annular protrusion 20 and the flow sleeve 10 includes the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b. FIG. When the compressed air 2 flows through the annular flow path 11, as shown in FIG. 3B, as described with reference to FIG. 3A, an upstream side separation vortex 21 is generated on the upstream side of the annular protrusion 20, and on the downstream side, as shown in FIG. A downstream peeling vortex 22b is generated.

ただし、下流側剥離渦２２ｂは、図３Ａに示した下流側剥離渦２２ａと比較して、圧縮空気２の流れ方向の長さが縮小する。これは、内径変化部１０ｃにより、圧縮空気２の流速ベクトル２ｃの向き（すなわち、圧縮空気２の流れの向き）がライナ８に向かう方向に曲げられるため、下流側剥離渦２２ｂの外側の流れの向きもライナ８に向かう方向に曲げられるためである。このとき、環状流路１１が狭くなるために圧縮空気２の流速が大きくなり、下流側剥離渦２２ｂの外側の流れの向きを変える効果も大きくなる。   However, the downstream side separation vortex 22b has a reduced length in the flow direction of the compressed air 2 compared to the downstream side separation vortex 22a shown in FIG. 3A. This is because the direction of the flow velocity vector 2c of the compressed air 2 (that is, the direction of the flow of the compressed air 2) is bent toward the liner 8 by the inner diameter changing portion 10c, so that the flow outside the downstream separation vortex 22b This is because the direction is also bent in the direction toward the liner 8. At this time, since the annular flow path 11 becomes narrow, the flow velocity of the compressed air 2 increases, and the effect of changing the direction of the flow outside the downstream side separation vortex 22b also increases.

これにより、対流伝熱による燃焼器ライナ８の冷却の観点では、冷却効果の小さい剥離渦領域が小さくなり、剥離渦の終点Ｃ（再付着点Ｃ）での冷却効果は、圧縮空気２の流速の増加による対流冷却の促進効果も合わさり、非常に大きくなる。燃焼器ライナ８は金属材料で構成され熱伝導率も大きいので、下流側剥離渦２２ｂが生じた領域でのライナ８の温度は低下する。さらに、環状突起部２０を機械加工などで形成し燃焼器ライナ８と一体構造とすれば、フィン効果で上流側剥離渦２１が生じた領域でのライナ８の温度も低下する。   Thereby, from the viewpoint of cooling the combustor liner 8 by convection heat transfer, the separation vortex region having a small cooling effect is reduced, and the cooling effect at the end point C (reattachment point C) of the separation vortex is the flow velocity of the compressed air 2. Combined with the effect of promoting convection cooling due to the increase in, this becomes very large. Since the combustor liner 8 is made of a metal material and has a high thermal conductivity, the temperature of the liner 8 in the region where the downstream side separation vortex 22b is generated decreases. Furthermore, if the annular protrusion 20 is formed by machining or the like and integrated with the combustor liner 8, the temperature of the liner 8 in the region where the upstream separation vortex 21 is generated due to the fin effect is also lowered.

したがって、対流伝熱による燃焼器ライナ８の冷却を効率よく行うためには、上述したライナ８の高温部（好ましくは、ライナ８の壁面の温度が最大となる部分）の位置又はこの位置の圧縮空気２の流れ方向の上流側に、下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃ、又は圧縮空気２の流速が増加する位置を配置する必要がある。したがって、環状突起部２０は、ライナ８の高温部（好ましくは、ライナ８の壁面の温度が最大となる部分）の位置又はこの位置の圧縮空気２の流れ方向の上流側の位置に配置するのが好ましい。そして、フロースリーブ１０と内径変化部１０ｃとの接続位置Ａは、環状突起部２０の位置に対向するフロースリーブ１０の位置又はこの位置よりも圧縮空気２の流れ方向の下流側に設けるのが好ましい。   Therefore, in order to efficiently cool the combustor liner 8 by convection heat transfer, the position of the above-described high-temperature portion of the liner 8 (preferably, the portion where the temperature of the wall surface of the liner 8 is maximum) or compression of this position is used. It is necessary to arrange a reattachment point C of the downstream side separation vortex 22b or a position where the flow velocity of the compressed air 2 increases on the upstream side in the flow direction of the air 2. Therefore, the annular protrusion 20 is disposed at the position of the high temperature portion of the liner 8 (preferably, the portion where the temperature of the wall surface of the liner 8 is maximum) or the upstream side in the flow direction of the compressed air 2 at this position. Is preferred. The connection position A between the flow sleeve 10 and the inner diameter changing portion 10c is preferably provided at the position of the flow sleeve 10 facing the position of the annular protrusion 20 or at the downstream side in the flow direction of the compressed air 2 from this position. .

一方、圧力損失は、フロースリーブ１０の内径変化部１０ｃの、圧縮空気２の流れ方向の上流側と下流側での剥離渦の発生と、内径縮小部１０ｂでの圧縮空気２の流速の増加に起因する摩擦損失の増加により、図３Ｂに示した構造では、図３Ａに示した構造よりも増大する。しかし、下流側剥離渦２２ｂの長さは縮小するため、内径変化部１０ｃを剥離渦の発生を抑制できるような構造にすることで、圧力損失の増大を抑制することができる。具体的には、他の実施例で述べるように、内径変化部１０ｃのフロースリーブ１０との接続部の形状や内径変化部１０ｃの内径縮小部１０ｂとの接続部の形状を滑らかな曲線状にしたり、内径変化部１０ｃとフロースリーブ１０の内壁とがなす角度αを適切な値に設定したりすることで、内径変化部１０ｃによる剥離渦の発生を極力抑えることができる。   On the other hand, the pressure loss is caused by the generation of separation vortices on the upstream side and the downstream side in the flow direction of the compressed air 2 in the inner diameter changing portion 10c of the flow sleeve 10 and the increase in the flow velocity of the compressed air 2 in the inner diameter reduced portion 10b. Due to the increased friction loss, the structure shown in FIG. 3B increases more than the structure shown in FIG. 3A. However, since the length of the downstream side separation vortex 22b is reduced, an increase in pressure loss can be suppressed by making the inner diameter changing portion 10c so as to suppress the generation of the separation vortex. Specifically, as described in other embodiments, the shape of the connecting portion of the inner diameter changing portion 10c with the flow sleeve 10 and the shape of the connecting portion of the inner diameter changing portion 10c with the inner diameter reducing portion 10b are made into a smooth curve. In addition, by setting the angle α formed by the inner diameter changing portion 10c and the inner wall of the flow sleeve 10 to an appropriate value, generation of separation vortex by the inner diameter changing portion 10c can be suppressed as much as possible.

また、構造強度の観点からは、環状突起部２０の高さ（突出長さ）は、座屈強度が大きくなるので、大きいほど好ましい。下流側剥離渦２２ｂによる対流冷却の促進効果と圧力損失の増大の抑制効果とを考慮した環状突起部２０の好ましい高さは、次のように求めることができる。内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとの接続位置Ｂに対向するライナ８の位置を位置Ｄとし、圧縮空気２の流れ方向の下流側の、環状突起部２０の先端部の位置を位置Ｅとし、内径変化部１０ｃとフロースリーブ１０の内壁とがなす角度（劣角の角度）をαとすると、ライナ８の位置Ｄと環状突起部２０の位置Ｅとを結んだ直線とライナ８の外壁とのなす角度β（劣角の角度）が、角度α以下となるように、環状突起部２０の高さを定めるのが好ましい。角度βが角度αと等しいかやや小さくなるように、環状突起部２０の高さを定めると、さらに好ましい。   From the viewpoint of structural strength, the height (projection length) of the annular projection 20 is preferably as large as possible because the buckling strength increases. The preferable height of the annular protrusion 20 in consideration of the effect of promoting convective cooling by the downstream side separation vortex 22b and the effect of suppressing the increase in pressure loss can be obtained as follows. The position of the liner 8 facing the connection position B between the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b is a position D, and the position of the tip of the annular protrusion 20 on the downstream side in the flow direction of the compressed air 2 is a position E. If the angle formed between the inner diameter changing portion 10c and the inner wall of the flow sleeve 10 is a α, the straight line connecting the position D of the liner 8 and the position E of the annular protrusion 20 and the outer wall of the liner 8 It is preferable to determine the height of the annular protrusion 20 so that the angle β (subordinate angle) is less than or equal to the angle α. More preferably, the height of the annular protrusion 20 is determined so that the angle β is equal to or slightly smaller than the angle α.

フロースリーブ１０の狭窄部１０ａ（すなわち、内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂ）の燃焼器ライナ８に向かう突出長さは、環状突起部２０の高さに応じて任意に定めることができ、特に限定しない。   The protruding length of the narrowed portion 10a (that is, the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b) of the flow sleeve 10 toward the combustor liner 8 can be arbitrarily determined according to the height of the annular protruding portion 20, Not limited.

図４は、本発明の実施例２によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 4 is a view schematically showing a part of an annular flow path 11 constituted by a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to a second embodiment of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、フロースリーブ１０の内径変化部１０ｃが、フロースリーブ１０と内径縮小部１０ｂとに滑らかに接続されている。すなわち、内径変化部１０ｃのフロースリーブ１０との接続部１０ｄと、内径変化部１０ｃの内径縮小部１０ｂとの接続部１０ｅは、滑らかな曲線状をしている。好ましくは、接続部１０ｄと接続部１０ｅの形状は、流線形である。接続部１０ｄと接続部１０ｅが流線形であれば、内径変化部１０ｃによる剥離渦の発生を効果的に抑制することができる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the inner diameter changing portion 10c of the flow sleeve 10 is smoothly connected to the flow sleeve 10 and the inner diameter reducing portion 10b. That is, the connecting portion 10d of the inner diameter changing portion 10c with the flow sleeve 10 and the connecting portion 10e of the inner diameter changing portion 10c with the inner diameter reducing portion 10b have a smooth curved shape. Preferably, the shapes of the connecting portion 10d and the connecting portion 10e are streamlined. If the connection part 10d and the connection part 10e are streamlined, the generation | occurrence | production of the peeling vortex by the internal diameter change part 10c can be suppressed effectively.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、このような構成により、圧縮空気２が内径変化部１０ｃに沿って流れる際に、剥離渦が発生するのを最小限に抑えることができ、内径変化部１０ｃによる圧力損失の増大を抑制することができる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, with such a configuration, it is possible to minimize the occurrence of separation vortex when the compressed air 2 flows along the inner diameter changing portion 10c, and the inner diameter changing portion 10c. The increase in pressure loss due to can be suppressed.

図５は、本発明の実施例３によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 5 is a diagram schematically showing a part of an annular flow path 11 constituted by a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to a third embodiment of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナ８は、環状突起部２０ｂを外壁に備える。環状突起部２０ｂは、圧縮空気２の流れ方向の上流側の面が曲面である。好ましくは、環状突起部２０ｂのこの曲面の形状は、流線形である。また、この曲面の、燃焼器ライナ８の外壁との接続部は、滑らかな曲線状をしており、燃焼器ライナ８の外壁と滑らかに接続されているのが好ましい。さらに好ましくは、この接続部の形状は、流線形である。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the combustor liner 8 includes an annular protrusion 20b on the outer wall. In the annular protrusion 20b, the upstream surface in the flow direction of the compressed air 2 is a curved surface. Preferably, the shape of this curved surface of the annular protrusion 20b is streamlined. Moreover, it is preferable that the connecting portion of the curved surface with the outer wall of the combustor liner 8 has a smooth curved shape and is smoothly connected with the outer wall of the combustor liner 8. More preferably, the shape of the connecting portion is streamlined.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、このような構成により、圧縮空気２が環状突起部２０ｂに沿って流れる際に、上流側剥離渦２１が発生するのを最小限に抑えることができ、環状突起部２０ｂによる圧力損失の増大を抑制することができる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, it is possible to minimize the occurrence of the upstream separation vortex 21 when the compressed air 2 flows along the annular protrusion 20b. An increase in pressure loss due to the protrusion 20b can be suppressed.

図６は、本発明の実施例４によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 6 is a view schematically showing a part of an annular flow path 11 constituted by a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to Embodiment 4 of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナ８は、環状突起部２０ｃを外壁に備える。環状突起部２０ｃは、圧縮空気２の流れ方向の下流側の面が曲面である。好ましくは、環状突起部２０ｃのこの曲面の形状は、流線形である。また、この曲面の、燃焼器ライナ８の外壁との接続部は、滑らかな曲線状をしており、燃焼器ライナ８の外壁と滑らかに接続されているのが好ましい。さらに好ましくは、この接続部の形状は、流線形である。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the combustor liner 8 includes an annular protrusion 20c on the outer wall. The annular protrusion 20 c has a curved surface on the downstream side in the flow direction of the compressed air 2. Preferably, the shape of this curved surface of the annular protrusion 20c is streamlined. Moreover, it is preferable that the connecting portion of the curved surface with the outer wall of the combustor liner 8 has a smooth curved shape and is smoothly connected with the outer wall of the combustor liner 8. More preferably, the shape of the connecting portion is streamlined.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、このような構成により、圧縮空気２が環状突起部２０ｃに沿って流れる際に生じる下流側剥離渦２２ｂによる圧力損失の増大を抑制できるとともに、下流側剥離渦２２ｂの再付着によって対流伝熱による冷却を促進する効果を十分に発揮させることができる。したがって、本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナの冷却の促進と圧力損失の増大の抑制とを、効果的に両立することができる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, such a configuration can suppress an increase in pressure loss due to the downstream side separation vortex 22b that is generated when the compressed air 2 flows along the annular protrusion 20c, and also the downstream side separation vortex. The effect of promoting cooling by convective heat transfer can be sufficiently exhibited by the reattachment of 22b. Therefore, in the gas turbine combustor according to the present embodiment, it is possible to effectively achieve both promotion of cooling of the combustor liner and suppression of increase in pressure loss.

なお、実施例３と同様に、環状突起部２０ｃの、圧縮空気２の流れ方向の上流側の面が曲面であってもよい。すなわち、環状突起部２０ｃは、圧縮空気２の流れ方向の上流側と下流側の面がどちらも曲面であってもよい。このような構成にすると、燃焼器ライナの冷却の促進と圧力損失の増大の抑制とを、さらに効果的に両立することができる。   As in the third embodiment, the upstream surface of the annular protrusion 20c in the flow direction of the compressed air 2 may be a curved surface. That is, the annular protrusion 20c may have curved surfaces on both the upstream side and the downstream side in the flow direction of the compressed air 2. With such a configuration, it is possible to more effectively achieve both the promotion of the cooling of the combustor liner and the suppression of the increase in pressure loss.

図７は、本発明の実施例５によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 7 is a diagram schematically showing a part of an annular flow path 11 composed of a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to a fifth embodiment of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナ８は、実施例１によるガスタービン燃焼器が有する環状突起部２０を備えず、その代わりに肉厚部２３を備える。肉厚部２３の、圧縮空気２の流れ方向の下流側の位置は、上記の実施例で示した環状突起部２０の、圧縮空気２の流れ方向の下流側の位置と同じである。肉厚部２３の、圧縮空気２の流れ方向の上流側の位置は、燃焼器ライナ８とトランジションピース９との接続部である。すなわち、肉厚部２３は、環状突起部２０が、圧縮空気２の流れ方向の上流側に向かって、燃焼器ライナ８とトランジションピース９との接続部まで、延在したものである。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the combustor liner 8 does not include the annular protrusion 20 included in the gas turbine combustor according to the first embodiment, but includes a thick portion 23 instead. The downstream position of the thick portion 23 in the flow direction of the compressed air 2 is the same as the downstream position of the annular protrusion 20 shown in the above embodiment in the flow direction of the compressed air 2. The upstream portion of the thick portion 23 in the flow direction of the compressed air 2 is a connection portion between the combustor liner 8 and the transition piece 9. That is, in the thick portion 23, the annular protrusion 20 extends to the connection portion between the combustor liner 8 and the transition piece 9 toward the upstream side in the flow direction of the compressed air 2.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、このような構成により、圧縮空気２が肉厚部２３に沿って流れる際に生じる下流側剥離渦２２ｂの滞留領域を小さくして、下流側剥離渦２２ｂの再付着によって対流伝熱による冷却を促進する効果を十分に発揮させることができる。したがって、本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナの冷却の促進と圧力損失の増大の抑制とを、効果的に両立することができる。さらに、肉厚部２３により、燃焼器ライナ８の座屈強度を向上させ、ガスタービン燃焼器の構造強度を増加させることができる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, with such a configuration, the residence region of the downstream separation vortex 22b generated when the compressed air 2 flows along the thick portion 23 is reduced, and the downstream separation vortex 22b is reduced. The effect of promoting cooling by convection heat transfer can be sufficiently exhibited by reattachment. Therefore, in the gas turbine combustor according to the present embodiment, it is possible to effectively achieve both promotion of cooling of the combustor liner and suppression of increase in pressure loss. Further, the wall thickness portion 23 can improve the buckling strength of the combustor liner 8 and increase the structural strength of the gas turbine combustor.

なお、肉厚部２３は、実施例４で示した環状突起部２０ｃと同様に、圧縮空気２の流れ方向において下流側の、燃焼器ライナ８の外壁との接続部が、滑らかな曲線状で、燃焼器ライナ８の外壁と滑らかに接続されてもよい。このような構成にすると、燃焼器ライナの冷却の促進と圧力損失の増大の抑制とを、さらに効果的に両立することができる。   As in the annular protrusion 20c shown in the fourth embodiment, the thick portion 23 has a smoothly curved connection portion with the outer wall of the combustor liner 8 on the downstream side in the flow direction of the compressed air 2. The outer wall of the combustor liner 8 may be smoothly connected. With such a configuration, it is possible to more effectively achieve both the promotion of the cooling of the combustor liner and the suppression of the increase in pressure loss.

図８は、本発明の実施例６によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 8 is a view schematically showing a part of an annular flow path 11 constituted by a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to Embodiment 6 of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例では、ガスタービン燃焼器において、内径変化部１０ｃとフロースリーブ１０の内壁とがなす角度α（劣角の角度）の好ましい角度について説明する。角度αは、以下で説明するように、７度以上が好ましい。   In the present embodiment, in the gas turbine combustor, a preferable angle α (subordinate angle) formed by the inner diameter changing portion 10c and the inner wall of the flow sleeve 10 will be described. As described below, the angle α is preferably 7 degrees or more.

環状突起部２０により生じた下流側剥離渦２２ｂは、圧縮空気２の流れ方向の代表的な長さが、環状突起部２０の高さの約６〜８倍である。下流側剥離渦２２ｂの圧縮空気２の流れ方向の長さが、環状突起部２０の高さの８倍であるとすると、環状突起部２０と下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃとの距離は、環状突起部２０の高さの８倍であるので、環状突起部２０の先端部の位置Ｅと再付着点Ｃとを結んだ直線のライナ８の外壁に対する角度γ（劣角の角度）は、ａｒｃｔａｎ（１／８）、すなわち約７度である。   The downstream side separation vortex 22 b generated by the annular protrusion 20 has a typical length in the flow direction of the compressed air 2 that is about 6 to 8 times the height of the annular protrusion 20. If the length of the downstream peeling vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 is eight times the height of the annular protrusion 20, the distance between the annular protrusion 20 and the reattachment point C of the downstream separation vortex 22b. Is eight times the height of the annular protrusion 20, and therefore, an angle γ (subordinate angle) with respect to the outer wall of the linear liner 8 connecting the position E of the tip of the annular protrusion 20 and the reattachment point C. Is arctan (1/8), or about 7 degrees.

したがって、角度αが角度γ以上、すなわち７度以上であると、内径変化部１０ｃにより、圧縮空気２の、下流側剥離渦２２ｂの外側の流れの向きをライナ８に向かう方向に効果的に曲げることができ、下流側剥離渦２２ｂの、圧縮空気２の流れ方向の長さを効果的に短縮することができる。この結果、下流側剥離渦２２ｂの滞留領域を小さくして、下流側剥離渦２２ｂの再付着によって対流伝熱による冷却を促進する効果を向上することができる。   Accordingly, when the angle α is equal to or larger than the angle γ, that is, 7 degrees or larger, the inner diameter changing portion 10c effectively bends the direction of the flow of the compressed air 2 outside the downstream separation vortex 22b toward the liner 8. The length of the downstream side separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 can be effectively shortened. As a result, it is possible to reduce the stay region of the downstream separation vortex 22b and improve the effect of promoting cooling by convective heat transfer by reattachment of the downstream separation vortex 22b.

また、下流側剥離渦２２ｂの圧縮空気２の流れ方向の長さが、環状突起部２０の高さの６倍であるとすると、角度γは、ａｒｃｔａｎ（１／６）、すなわち約９度である。このため、角度αを９度以上としても、上記の効果が得られる。   If the length of the downstream separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 is six times the height of the annular protrusion 20, the angle γ is arctan (1/6), that is, about 9 degrees. is there. For this reason, even if the angle α is set to 9 degrees or more, the above effect can be obtained.

なお、内径変化部１０ｃとフロースリーブ１０の内壁とがなす角度αを大きくするほど、下流側剥離渦２２ｂの、圧縮空気２の流れ方向の長さを短縮する効果は大きくなるが、内径変化部１０ｃによる圧力損失が大きくなる。このため、角度αは、ガスタービン燃焼器に応じて、燃焼器ライナの冷却と圧力損失の増大の抑制とを両立できるような角度に調節するのが望ましい。   As the angle α formed by the inner diameter changing portion 10c and the inner wall of the flow sleeve 10 is increased, the effect of reducing the length of the downstream side separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 is increased. The pressure loss due to 10c increases. For this reason, it is desirable to adjust the angle α to an angle that can achieve both cooling of the combustor liner and suppression of an increase in pressure loss, depending on the gas turbine combustor.

図９は、本発明の実施例７によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 9 is a view schematically showing a part of an annular flow path 11 composed of a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to a seventh embodiment of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例では、ガスタービン燃焼器において、フロースリーブ１０の内径変化部１０ｃと内径縮小部１０ｂとの接続位置Ｂの好ましい位置について説明する。   In this embodiment, in the gas turbine combustor, a preferable position of the connection position B between the inner diameter changing portion 10c and the inner diameter reducing portion 10b of the flow sleeve 10 will be described.

接続位置Ｂは、圧縮空気２の流れ方向において、下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃと同じ位置か再付着点Ｃよりも下流側の位置であるのが好ましい。環状突起部２０の圧縮空気２の流れ方向の下流側において、環状突起部２０とライナ８の外壁との接続位置を接続位置Ｆとし、環状突起部２０の先端部の位置Ｅと下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃとを結んだ直線のライナ８の外壁に対する角度（劣角の角度）をγとし、環状突起部２０の高さ（突出長さ）をｈとすると、位置Ｆと再付着点Ｃとの距離は、ｈ／ｔａｎ（γ）で表される。したがって、接続位置Ｂは、圧縮空気２の流れ方向において、接続位置Ｆからｈ／ｔａｎ（γ）以上の距離だけ下流側に位置するのが好ましい。すなわち、接続位置Ｂは、圧縮空気２の流れ方向において、環状突起部２０の下流側とライナ８の外壁との接続位置Ｆからｈ／ｔａｎ（γ）以上の距離だけ下流側に位置するのが好ましい。   The connection position B is preferably the same position as the reattachment point C of the downstream side separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 or a position downstream of the reattachment point C. On the downstream side of the annular protrusion 20 in the flow direction of the compressed air 2, the connection position between the annular protrusion 20 and the outer wall of the liner 8 is the connection position F, and the position E of the tip end portion of the annular protrusion 20 and the downstream peeling vortex. When the angle (subordinate angle) of the straight line connecting the reattachment point C of 22b to the outer wall of the liner 8 is γ and the height (projection length) of the annular protrusion 20 is h, the position F and the reattachment are reattached. The distance from the point C is represented by h / tan (γ). Therefore, it is preferable that the connection position B is located downstream from the connection position F by a distance of h / tan (γ) or more in the flow direction of the compressed air 2. That is, the connection position B is located downstream in the flow direction of the compressed air 2 by a distance of h / tan (γ) or more from the connection position F between the downstream side of the annular protrusion 20 and the outer wall of the liner 8. preferable.

なお、下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃの位置は、例えば、次のような方法にしたがって求めることができる。ライナ８の外壁の熱伝達率は、下流側剥離渦２２ｂが存在する部分よりも、下流側剥離渦２２ｂが存在しない部分の方が大きい。すなわち、ライナ８の外壁面の温度は、再付着点Ｃの位置で急激に変化する。そこで、熱電対等の温度計測装置を用いてライナ８の外壁面の温度を計測し、この温度が急激に下がる位置（または、この温度が極小となる位置）を求め、求めた位置を再付着点Ｃの位置とする。また、再付着点Ｃの位置は、レイノルズ数を実機に合わせて可視化試験を行い、粒子画像流速測定法（ＰＩＶ、particle image velocimetry）等で流速ベクトルを可視化することで、求めることもできる。   In addition, the position of the reattachment point C of the downstream peeling vortex 22b can be obtained, for example, according to the following method. The heat transfer coefficient of the outer wall of the liner 8 is larger in the portion where the downstream side separation vortex 22b does not exist than in the portion where the downstream side separation vortex 22b exists. That is, the temperature of the outer wall surface of the liner 8 changes rapidly at the position of the reattachment point C. Therefore, the temperature of the outer wall surface of the liner 8 is measured using a temperature measuring device such as a thermocouple, the position at which this temperature falls abruptly (or the position at which this temperature is minimized), and the obtained position is the reattachment point. Let C be the position. Further, the position of the reattachment point C can also be obtained by performing a visualization test in accordance with the Reynolds number according to the actual machine and visualizing the flow velocity vector by a particle image velocity measurement method (PIV, particle image velocimetry) or the like.

接続位置Ｂを上記のような位置に配置すると、内径変化部１０ｃにより、圧縮空気２の、下流側剥離渦２２ｂの外側の流れの向きをライナ８に向かう方向に効果的に曲げることができ、下流側剥離渦２２ｂの、圧縮空気２の流れ方向の長さを効果的に短縮することができる。この結果、下流側剥離渦２２ｂの滞留領域を小さくして、下流側剥離渦２２ｂの再付着によって対流伝熱による冷却を促進する効果を向上することができる。   When the connection position B is arranged at the position as described above, the inner diameter changing portion 10c can effectively bend the direction of the flow of the compressed air 2 outside the downstream side separation vortex 22b toward the liner 8, The length of the downstream side separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 can be effectively shortened. As a result, it is possible to reduce the stay region of the downstream separation vortex 22b and improve the effect of promoting cooling by convective heat transfer by reattachment of the downstream separation vortex 22b.

なお、接続位置Ｂを、圧縮空気２の流れ方向において、環状突起部２０から離し過ぎると、内径変化部１０ｃにより下流側剥離渦２２ｂの圧縮空気２の流れ方向の長さを短縮する効果が弱められる。そこで、フロースリーブ１０と内径変化部１０ｃとの接続位置Ａと、実施例６で示した角度αの好ましい値とを考慮して、接続位置Ｂを定めるのが望ましい。   If the connection position B is too far away from the annular protrusion 20 in the flow direction of the compressed air 2, the effect of shortening the length of the downstream separation vortex 22b in the flow direction of the compressed air 2 by the inner diameter changing portion 10c is weakened. It is done. Therefore, it is desirable to determine the connection position B in consideration of the connection position A between the flow sleeve 10 and the inner diameter changing portion 10c and the preferable value of the angle α shown in the sixth embodiment.

図１０は、本発明の実施例８によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図であり、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   FIG. 10 is a diagram schematically showing a part of an annular flow path 11 composed of a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to an eighth embodiment of the present invention. It is sectional drawing parallel to the central axis. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、燃焼器ライナ８は、環状突起部２０の圧縮空気２の流れ方向の下流側に、複数の乱流促進体３０を備える。乱流促進体３０は、燃焼器ライナ８の外壁に設けられ、フロースリーブ１０に向かって突出するリブである。乱流促進体３０の高さ（突出長さ）は、環状突起部２０の高さよりも小さく、環状流路１１の幅（燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０との距離）の１／２０〜１／５０である。乱流促進体３０の互いの間隔は、乱流促進体３０の高さの１０倍前後が最適である。また、乱流促進体３０を機械加工などで形成し燃焼器ライナ８と一体構造とすれば、フィン効果による伝熱が促進され、ライナ８の冷却に寄与する。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the combustor liner 8 includes a plurality of turbulence promoting bodies 30 on the downstream side of the annular protrusion 20 in the flow direction of the compressed air 2. The turbulence promoting body 30 is a rib that is provided on the outer wall of the combustor liner 8 and protrudes toward the flow sleeve 10. The height (projection length) of the turbulent flow promoting body 30 is smaller than the height of the annular projection 20 and is 1/20 to 1 of the width of the annular flow path 11 (distance between the combustor liner 8 and the flow sleeve 10). / 50. The distance between the turbulent flow promoting bodies 30 is optimally about 10 times the height of the turbulent flow promoting body 30. Further, if the turbulence promoting body 30 is formed by machining or the like and integrated with the combustor liner 8, heat transfer by the fin effect is promoted and contributes to cooling of the liner 8.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、圧縮空気２の流れ方向において、環状突起部２０によって生じる下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃより下流側では、下流側剥離渦２２ｂの再付着により破壊された境界層が再発達する前に、乱流促進体３０により渦の剥離と再付着を繰り返すことで、対流伝熱による燃焼器ライナ８の冷却を促進することができる。また、乱流促進体３０が燃焼器ライナ８と一体構造であれば、下流側剥離渦２２ｂが存在する領域でも、乱流促進体３０によるフィン効果で伝熱面積が増大し、燃焼器ライナ８の冷却を促進できる。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, in the flow direction of the compressed air 2, the downstream side separation vortex 22 b generated by the annular protrusion 20 is broken downstream from the reattachment point C of the downstream side separation vortex 22 b by the reattachment of the downstream side separation vortex 22 b. By repeating the vortex separation and reattachment by the turbulence promoting body 30 before the boundary layer reaches again, cooling of the combustor liner 8 by convective heat transfer can be promoted. Further, if the turbulent flow promoting body 30 is integrated with the combustor liner 8, the heat transfer area is increased by the fin effect by the turbulent flow promoting body 30 even in the region where the downstream separation vortex 22 b exists, and the combustor liner 8. Can promote cooling.

図１１Ａと図１１Ｂを用いて、本発明の実施例９によるガスタービン燃焼器を説明する。図１１Ａと図１１Ｂは、本発明の実施例９によるガスタービン燃焼器のうち、燃焼器ライナ８とフロースリーブ１０で構成された環状流路１１の一部を模式的に示す図である。図１１Ａは、ガスタービン燃焼器の中心軸と平行な断面図である。図１１Ｂは、ガスタービン燃焼器の中心軸と直交する断面図であり、圧縮空気２の流れ方向の上流側から内径変化部１０ｃと環状突起部２０を見た図である。以下では、実施例１によるガスタービン燃焼器と異なる点を説明する。   A gas turbine combustor according to Embodiment 9 of the present invention will be described with reference to FIGS. 11A and 11B. FIGS. 11A and 11B are views schematically showing a part of an annular flow path 11 constituted by a combustor liner 8 and a flow sleeve 10 in a gas turbine combustor according to a ninth embodiment of the present invention. FIG. 11A is a cross-sectional view parallel to the central axis of the gas turbine combustor. FIG. 11B is a cross-sectional view orthogonal to the central axis of the gas turbine combustor, and is a view of the inner diameter changing portion 10 c and the annular protrusion 20 viewed from the upstream side in the flow direction of the compressed air 2. Below, a different point from the gas turbine combustor by Example 1 is demonstrated.

本実施例によるガスタービン燃焼器では、フロースリーブ１０は、圧縮空気２の流れ方向において、内径変化部１０ｃと環状突起部２０よりも上流側に、複数の縦渦発生器４０を備える。縦渦発生器４０は、フロースリーブ１０の内壁に設けられ、燃焼器ライナ８に向かって突出し、例えばフロースリーブ１０の内壁の表面に溶接又はスポット溶接にて固定される。縦渦発生器４０により、圧縮空気２の流れ方向に回転の中心軸を持つ縦渦４１が発生する。   In the gas turbine combustor according to the present embodiment, the flow sleeve 10 includes a plurality of vertical vortex generators 40 on the upstream side of the inner diameter changing portion 10 c and the annular protrusion 20 in the flow direction of the compressed air 2. The vertical vortex generator 40 is provided on the inner wall of the flow sleeve 10, protrudes toward the combustor liner 8, and is fixed to the surface of the inner wall of the flow sleeve 10 by welding or spot welding, for example. A vertical vortex generator 40 generates a vertical vortex 41 having a central axis of rotation in the flow direction of the compressed air 2.

図１１Ｂに示すように、複数の縦渦発生器４０は、隣り合う縦渦発生器４０と対になっており、一対の縦渦発生器４０（４０ａ、４０ｂ）は、互いに近づくように燃焼器ライナ８に向かって突出する。すなわち、一対の縦渦発生器４０（４０ａ、４０ｂ）は、発生する縦渦４１の回転方向が互いに逆向きとなるような角度を持たせて、フロースリーブ１０に設置される。   As shown in FIG. 11B, the plurality of vertical vortex generators 40 are paired with adjacent vertical vortex generators 40, and the pair of vertical vortex generators 40 (40a, 40b) are combustors so as to approach each other. Projects toward the liner 8. That is, the pair of vertical vortex generators 40 (40a, 40b) is installed on the flow sleeve 10 at an angle such that the rotation directions of the generated vertical vortices 41 are opposite to each other.

このように対にした縦渦発生器４０をフロースリーブ１０に設置し、発生した隣り合う縦渦４１の回転方向が互いに逆向きであると、隣り合う縦渦４１同士が互いに作用しあうため、効率よく縦渦４１を形成して保持することができる。このため、少ない圧力損失で十分な冷却を行なうことが可能であり、製品信頼性を向上させつつ圧力損失の増大を抑制することができる。   When the vertical vortex generator 40 paired in this way is installed in the flow sleeve 10 and the generated vertical vortices 41 are rotated in opposite directions, the adjacent vertical vortices 41 interact with each other. The vertical vortex 41 can be efficiently formed and held. For this reason, it is possible to perform sufficient cooling with a small pressure loss, and it is possible to suppress an increase in pressure loss while improving product reliability.

縦渦発生器４０により生成した縦渦４１は、燃焼器ライナ８に設置された環状突起部２０による環状流路１１の縮減のために渦の半径が縮小して渦度が強化されつつ、内径変化部１０ｃによって進行方向が燃焼器ライナ８に向かうように曲げられる。これにより、燃焼器ライナ８の壁面に近い領域で環状流路１１内を撹拌し、圧力損失の上昇を抑えつつ、燃焼器ライナ８の壁面の伝熱を促進することができる。また、環状突起部２０によって生じる下流側剥離渦２２ｂの、圧縮空気２の流れ方向の長さを効果的に短縮し、下流側剥離渦２２ｂの再付着によって対流伝熱による冷却を促進する効果を増大することができる。   The longitudinal vortex 41 generated by the longitudinal vortex generator 40 has an inner diameter while the radius of the vortex is reduced and the vorticity is strengthened due to the reduction of the annular flow path 11 by the annular protrusion 20 installed in the combustor liner 8. The changing portion 10 c is bent so that the traveling direction is directed toward the combustor liner 8. Thereby, the inside of the annular flow path 11 is stirred in a region close to the wall surface of the combustor liner 8, and heat transfer on the wall surface of the combustor liner 8 can be promoted while suppressing an increase in pressure loss. In addition, the downstream separation vortex 22b generated by the annular protrusion 20 effectively shortens the length of the compressed air 2 in the flow direction, and promotes cooling by convective heat transfer by reattachment of the downstream separation vortex 22b. Can be increased.

なお、縦渦発生器４０の高さ（突出長さ）を、縦渦４１が燃焼器ライナ８の外壁に達する程度に大きくすることにより、環状流路１１の全体を撹拌する効果と、燃焼器ライナ８側の温度境界層を撹拌する効果とを得ることができ、燃焼器ライナ８の外壁面の伝熱をさらに促進することができるので、より効果的に燃焼器ライナ８の冷却を促進できる。   In addition, by increasing the height (projection length) of the vertical vortex generator 40 to such an extent that the vertical vortex 41 reaches the outer wall of the combustor liner 8, the effect of stirring the entire annular flow path 11 and the combustor The effect of stirring the temperature boundary layer on the liner 8 side can be obtained, and the heat transfer of the outer wall surface of the combustor liner 8 can be further promoted, so that the cooling of the combustor liner 8 can be promoted more effectively. .

１…圧縮機、２…圧縮空気、２ｂ、２ｃ…流速ベクトル、３…ガスタービン、４…燃焼ガス、５…燃焼室、６…ガスタービン燃焼器、７…発電機、８…燃焼器ライナ、９…トランジションピース、１０…フロースリーブ、１０ａ…狭窄部、１０ｂ…内径縮小部、１０ｃ…内径変化部、１０ｄ…下流側内径変化部、１０ｄ…内径変化部のフロースリーブとの接続部、１０ｅ…内径変化部の内径縮小部との接続部、１１…環状流路、１２…プレート、１３…バーナ、２０、２０ｂ、２０ｃ…環状突起部、２１…上流側剥離渦、２２ａ、２２ｂ…下流側剥離渦、２３…肉厚部、３０…乱流促進体、４０、４０ａ、４０ｂ…縦渦発生器、４１…縦渦。   DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Compressor, 2 ... Compressed air, 2b, 2c ... Flow velocity vector, 3 ... Gas turbine, 4 ... Combustion gas, 5 ... Combustion chamber, 6 ... Gas turbine combustor, 7 ... Generator, 8 ... Combustor liner, DESCRIPTION OF SYMBOLS 9 ... Transition piece, 10 ... Flow sleeve, 10a ... Constriction part, 10b ... Inner diameter reduction part, 10c ... Inner diameter change part, 10d ... Downstream inner diameter change part, 10d ... Connection part with flow sleeve of inner diameter change part, 10e ... Connection portion of the inner diameter changing portion with the inner diameter reduction portion, 11 ... annular flow path, 12 ... plate, 13 ... burner, 20, 20b, 20c ... annular projection, 21 ... upstream side separation vortex, 22a, 22b ... downstream side separation Vortex, 23 ... Thick part, 30 ... Turbulence promoter, 40, 40a, 40b ... Longitudinal vortex generator, 41 ... Longitudinal vortex.

Claims (9)

内筒である燃焼器ライナと、
前記燃焼器ライナを内部に備える外筒であるフロースリーブと、
前記燃焼器ライナと前記フロースリーブとの間に形成され、圧縮空気が流れる環状流路とを備え、
前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出する狭窄部を備え、
前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に環状に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する環状突起部を備え、
前記狭窄部は、内径変化部と、内径縮小部とを備え、
前記内径変化部は、前記圧縮空気の流れ方向に進むにしたがって次第に前記燃焼器ライナに近づくように前記フロースリーブに斜めに接続する面であり、
前記内径縮小部は、前記内径変化部よりも前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記内径変化部に接続し、前記圧縮空気の流れ方向に沿って延在する面であり、
前記環状突起部は、前記燃焼器ライナの外壁の、前記フロースリーブと前記内径変化部との接続位置に対向する位置、又はこの位置よりも前記圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられ、
前記内径変化部と前記内径縮小部との接続位置に対向する、前記燃焼器ライナの位置を位置Ｄとし、
前記圧縮空気の流れ方向の下流側の、前記環状突起部の先端部の位置を位置Ｅとすると、
前記環状突起部の前記フロースリーブに向かう突出長さは、前記位置Ｄと前記位置Ｅとを結んだ直線の前記燃焼器ライナに対する角度が、前記内径変化部と前記フロースリーブとがなす角度以下となるような長さである、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustor liner that is an inner cylinder;
A flow sleeve which is an outer cylinder provided with the combustor liner;
An annular channel formed between the combustor liner and the flow sleeve and through which compressed air flows;
The flow sleeve is provided on an inner wall of the flow sleeve, and includes a constricted portion protruding toward the combustor liner,
The combustor liner is provided with an annular protrusion on the outer wall of the combustor liner and protrudes toward the flow sleeve;
The narrowed portion includes an inner diameter changing portion and an inner diameter reducing portion,
The inner diameter changing portion is a surface that is obliquely connected to the flow sleeve so as to gradually approach the combustor liner as it advances in the flow direction of the compressed air,
The inner diameter reduction part is provided on the downstream side in the flow direction of the compressed air from the inner diameter change part, is connected to the inner diameter change part, and extends along the flow direction of the compressed air,
The annular protrusion is provided on the outer wall of the combustor liner at a position facing the connection position between the flow sleeve and the inner diameter changing portion, or at a position upstream of the compressed air flow direction. And
The position of the combustor liner facing the connection position of the inner diameter changing portion and the inner diameter reducing portion is a position D,
When the position of the tip of the annular projection on the downstream side in the flow direction of the compressed air is a position E,
The protrusion length of the annular protrusion toward the flow sleeve is such that the angle of the straight line connecting the position D and the position E to the combustor liner is equal to or less than the angle formed by the inner diameter changing portion and the flow sleeve. Is such a length,
A gas turbine combustor. 内筒である燃焼器ライナと、
前記燃焼器ライナを内部に備える外筒であるフロースリーブと、
前記燃焼器ライナと前記フロースリーブとの間に形成され、圧縮空気が流れる環状流路とを備え、
前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出する狭窄部を備え、
前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に環状に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する環状突起部を備え、
前記狭窄部は、内径変化部と、内径縮小部とを備え、
前記内径変化部は、前記圧縮空気の流れ方向に進むにしたがって次第に前記燃焼器ライナに近づくように前記フロースリーブに斜めに接続する面であり、
前記内径縮小部は、前記内径変化部よりも前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記内径変化部に接続し、前記圧縮空気の流れ方向に沿って延在する面であり、
前記環状突起部は、前記燃焼器ライナの外壁の、前記フロースリーブと前記内径変化部との接続位置に対向する位置、又はこの位置よりも前記圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられ、
前記環状突起部の前記フロースリーブに向かう突出長さをｈとし、
前記圧縮空気の流れ方向の下流側の、前記環状突起部の先端部の位置を位置Ｅとし、
前記位置Ｅと下流側剥離渦２２ｂの再付着点Ｃとを結んだ直線の前記燃焼器ライナに対する角度を角度γとすると、
前記内径変化部と前記内径縮小部との接続位置は、前記下流側の前記環状突起部と前記燃焼器ライナとの接続位置からｈ／ｔａｎ（γ）以上の距離だけ前記下流側の位置である、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustor liner that is an inner cylinder;
A flow sleeve which is an outer cylinder provided with the combustor liner;
An annular channel formed between the combustor liner and the flow sleeve and through which compressed air flows;
The flow sleeve is provided on an inner wall of the flow sleeve, and includes a constricted portion protruding toward the combustor liner,
The combustor liner is provided with an annular protrusion on the outer wall of the combustor liner and protrudes toward the flow sleeve;
The narrowed portion includes an inner diameter changing portion and an inner diameter reducing portion,
The inner diameter changing portion is a surface that is obliquely connected to the flow sleeve so as to gradually approach the combustor liner as it advances in the flow direction of the compressed air,
The inner diameter reduction part is provided on the downstream side in the flow direction of the compressed air from the inner diameter change part, is connected to the inner diameter change part, and extends along the flow direction of the compressed air,
The annular protrusion is provided on the outer wall of the combustor liner at a position facing the connection position between the flow sleeve and the inner diameter changing portion, or at a position upstream of the compressed air flow direction. And
The projecting length of the annular protrusion toward the flow sleeve is h,
The position of the tip of the annular projection on the downstream side in the flow direction of the compressed air is a position E,
If the angle with respect to the combustor liner of the straight line connecting the position E and the reattachment point C of the downstream separation vortex 22b is an angle γ,
The connecting position of the inner diameter changing portion and the inner diameter reducing portion is the downstream position by a distance of h / tan (γ) or more from the connecting position of the downstream annular projection and the combustor liner. ,
A gas turbine combustor. 内筒である燃焼器ライナと、
前記燃焼器ライナを内部に備える外筒であるフロースリーブと、
前記燃焼器ライナと前記フロースリーブとの間に形成され、圧縮空気が流れる環状流路とを備え、
前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出する狭窄部を備え、
前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に環状に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する環状突起部を備え、
前記狭窄部は、内径変化部と、内径縮小部とを備え、
前記内径変化部は、前記圧縮空気の流れ方向に進むにしたがって次第に前記燃焼器ライナに近づくように前記フロースリーブに斜めに接続する面であり、
前記内径縮小部は、前記内径変化部よりも前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記内径変化部に接続し、前記圧縮空気の流れ方向に沿って延在する面であり、
前記環状突起部は、前記燃焼器ライナの外壁の、前記フロースリーブと前記内径変化部との接続位置に対向する位置、又はこの位置よりも前記圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられ、
前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する複数の乱流促進体をさらに備え、
前記乱流促進体は、前記環状突起部の前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記フロースリーブに向かう突出長さが、前記環状突起部の前記フロースリーブに向かう突出長さよりも小さい、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustor liner that is an inner cylinder;
A flow sleeve which is an outer cylinder provided with the combustor liner;
An annular channel formed between the combustor liner and the flow sleeve and through which compressed air flows;
The flow sleeve is provided on an inner wall of the flow sleeve, and includes a constricted portion protruding toward the combustor liner,
The combustor liner is provided with an annular protrusion on the outer wall of the combustor liner and protrudes toward the flow sleeve;
The narrowed portion includes an inner diameter changing portion and an inner diameter reducing portion,
The inner diameter changing portion is a surface that is obliquely connected to the flow sleeve so as to gradually approach the combustor liner as it advances in the flow direction of the compressed air,
The inner diameter reduction part is provided on the downstream side in the flow direction of the compressed air from the inner diameter change part, is connected to the inner diameter change part, and extends along the flow direction of the compressed air,
The annular protrusion is provided on the outer wall of the combustor liner at a position facing the connection position between the flow sleeve and the inner diameter changing portion, or at a position upstream of the compressed air flow direction. And
The combustor liner further includes a plurality of turbulence promoters provided on an outer wall of the combustor liner and projecting toward the flow sleeve,
The turbulent flow promoting body is provided downstream of the annular protrusion in the flow direction of the compressed air, and a protruding length toward the flow sleeve is smaller than a protruding length of the annular protrusion toward the flow sleeve. ,
A gas turbine combustor. 内筒である燃焼器ライナと、
前記燃焼器ライナを内部に備える外筒であるフロースリーブと、
前記燃焼器ライナと前記フロースリーブとの間に形成され、圧縮空気が流れる環状流路とを備え、
前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出する狭窄部を備え、
前記燃焼器ライナは、前記燃焼器ライナの外壁に環状に設けられ、前記フロースリーブに向かって突出する環状突起部を備え、
前記狭窄部は、内径変化部と、内径縮小部とを備え、
前記内径変化部は、前記圧縮空気の流れ方向に進むにしたがって次第に前記燃焼器ライナに近づくように前記フロースリーブに斜めに接続する面であり、
前記内径縮小部は、前記内径変化部よりも前記圧縮空気の流れ方向の下流側に設けられ、前記内径変化部に接続し、前記圧縮空気の流れ方向に沿って延在する面であり、
前記環状突起部は、前記燃焼器ライナの外壁の、前記フロースリーブと前記内径変化部との接続位置に対向する位置、又はこの位置よりも前記圧縮空気の流れ方向の上流側の位置に設けられ、
前記フロースリーブは、前記フロースリーブの内壁に設けられ、前記燃焼器ライナに向かって突出し、前記圧縮空気の流れ方向に回転の中心軸を持つ縦渦を発生させる複数の縦渦発生器をさらに備え
複数の前記縦渦発生器は、前記圧縮空気の流れ方向において、前記内径変化部と前記環状突起部よりも上流側に設けられる、
ことを特徴とするガスタービン燃焼器。 A combustor liner that is an inner cylinder;
A flow sleeve which is an outer cylinder provided with the combustor liner;
An annular channel formed between the combustor liner and the flow sleeve and through which compressed air flows;
The flow sleeve is provided on an inner wall of the flow sleeve, and includes a constricted portion protruding toward the combustor liner,
The combustor liner is provided with an annular protrusion on the outer wall of the combustor liner and protrudes toward the flow sleeve;
The narrowed portion includes an inner diameter changing portion and an inner diameter reducing portion,
The inner diameter changing portion is a surface that is obliquely connected to the flow sleeve so as to gradually approach the combustor liner as it advances in the flow direction of the compressed air,
The inner diameter reduction part is provided on the downstream side in the flow direction of the compressed air from the inner diameter change part, is connected to the inner diameter change part, and extends along the flow direction of the compressed air,
The annular protrusion is provided on the outer wall of the combustor liner at a position facing the connection position between the flow sleeve and the inner diameter changing portion, or at a position upstream of the compressed air flow direction. And
The flow sleeve further includes a plurality of vertical vortex generators provided on an inner wall of the flow sleeve, projecting toward the combustor liner, and generating a vertical vortex having a central axis of rotation in the flow direction of the compressed air.
The plurality of longitudinal vortex generators are provided on the upstream side of the inner diameter changing portion and the annular protrusion in the flow direction of the compressed air.
A gas turbine combustor. 前記内径変化部は、前記フロースリーブとの接続部と前記内径縮小部との接続部とが曲線状である、請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4, wherein the inner diameter changing portion has a curved connection portion with the flow sleeve and a connection portion with the inner diameter reduction portion. 前記環状突起部は、前記圧縮空気の流れ方向の上流側の面が曲面である、請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4, wherein the annular protrusion has a curved surface on the upstream side in the flow direction of the compressed air. 前記環状突起部は、前記圧縮空気の流れ方向の下流側の面が曲面である、請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。 5. The gas turbine combustor according to claim 1, wherein the annular protrusion has a curved surface on the downstream side in the flow direction of the compressed air. 6. 前記フロースリーブの内側に設置され、前記燃焼器ライナの前記圧縮空気の流れ方向の上流側で前記燃焼器ライナと接続されたトランジションピースをさらに備え、
前記環状突起部は、前記燃焼器ライナと前記トランジションピースとの接続部まで延在している、請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。 A transition piece installed inside the flow sleeve and connected to the combustor liner upstream of the combustor liner in the flow direction of the compressed air;
The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4, wherein the annular protrusion extends to a connection portion between the combustor liner and the transition piece. 前記内径変化部と前記フロースリーブとがなす角度は、７度以上である、請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン燃焼器。 The gas turbine combustor according to any one of claims 1 to 4, wherein an angle formed by the inner diameter changing portion and the flow sleeve is 7 degrees or more.
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101556532B1 (en) * 2014-01-16 2015-10-01 두산중공업 주식회사 liner, flow sleeve and gas turbine combustor including cooling sleeve
US10309652B2 (en) * 2014-04-14 2019-06-04 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine combustor basket with inverted platefins
JP6768306B2 (en) * 2016-02-29 2020-10-14 三菱パワー株式会社 Combustor, gas turbine
EP3412972B1 (en) * 2017-06-09 2020-10-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine comprising a plurality of can-combustors
US11149555B2 (en) * 2017-06-14 2021-10-19 General Electric Company Turbine engine component with deflector
JP7132096B2 (en) * 2018-11-14 2022-09-06 三菱重工業株式会社 gas turbine combustor
CN109519968B (en) * 2018-11-27 2024-04-26 中国东方电气集团有限公司 High-pressure visual combustor
JP7262364B2 (en) * 2019-10-17 2023-04-21 三菱重工業株式会社 gas turbine combustor

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4242721A1 (en) 1992-12-17 1994-06-23 Asea Brown Boveri Gas turbine combustion chamber
JP3590666B2 (en) * 1995-03-30 2004-11-17 株式会社東芝 Gas turbine combustor
JP2000320837A (en) 1999-05-06 2000-11-24 Hitachi Ltd Gas turbine combustor
DE19963374B4 (en) * 1999-12-28 2007-09-13 Alstom Device for cooling a flow channel wall surrounding a flow channel with at least one rib element
JP3967521B2 (en) 2000-03-30 2007-08-29 株式会社日立製作所 Heat transfer device, manufacturing method thereof, and gas turbine combustor provided with heat transfer device
US6446438B1 (en) * 2000-06-28 2002-09-10 Power Systems Mfg., Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low NOx emission combustor
WO2003093664A1 (en) * 2000-06-28 2003-11-13 Power Systems Mfg. Llc Combustion chamber/venturi cooling for a low nox emission combustor
US6772595B2 (en) * 2002-06-25 2004-08-10 Power Systems Mfg., Llc Advanced cooling configuration for a low emissions combustor venturi
US7080515B2 (en) * 2002-12-23 2006-07-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine can annular combustor
EP1482246A1 (en) * 2003-05-30 2004-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Combustion chamber
US7878002B2 (en) * 2007-04-17 2011-02-01 General Electric Company Methods and systems to facilitate reducing combustor pressure drops
US8413445B2 (en) * 2007-05-11 2013-04-09 General Electric Company Method and system for porous flame holder for hydrogen and syngas combustion
US20090019854A1 (en) 2007-07-16 2009-01-22 General Electric Company APPARATUS/METHOD FOR COOLING COMBUSTION CHAMBER/VENTURI IN A LOW NOx COMBUSTOR
US8646277B2 (en) * 2010-02-19 2014-02-11 General Electric Company Combustor liner for a turbine engine with venturi and air deflector
US8516822B2 (en) * 2010-03-02 2013-08-27 General Electric Company Angled vanes in combustor flow sleeve
US8201412B2 (en) 2010-09-13 2012-06-19 General Electric Company Apparatus and method for cooling a combustor
US20120297784A1 (en) * 2011-05-24 2012-11-29 General Electric Company System and method for flow control in gas turbine engine
US8904802B2 (en) * 2011-06-30 2014-12-09 General Electric Company Turbomachine combustor assembly including a vortex modification system
US9182122B2 (en) * 2011-10-05 2015-11-10 General Electric Company Combustor and method for supplying flow to a combustor
US9297532B2 (en) * 2011-12-21 2016-03-29 Siemens Aktiengesellschaft Can annular combustion arrangement with flow tripping device
JP6066065B2 (en) * 2013-02-20 2017-01-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Gas turbine combustor with heat transfer device
EP3055537B1 (en) * 2013-10-07 2020-08-19 United Technologies Corporation Combustor wall with tapered cooling cavity

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